Este trabalho discorrerá, brevemente, sobre algumas características da aeronave desenvolvida durante o Programa de Especialização de Engenharia (PEE2008), focando na empenagem vertical como componente principal a ser estudado. Será mostrado detalhadamente, como foi escolhido o caso crítico de carga, a matriz de decisão utilizada para direcionar a escolha do material para a empenagem vertical e também o modelo de elementos finitos. Apresentará a metodologia desenvolvida para seleção das zonas de laminação e para otimização da sequência de empilhamento de laminados em material composto. Durante os passos de otimização, será utilizado somente o índice de flambagem como restrição para o caso crítico de carga. Na primeira etapa de otimização estrutural, a estratégia de modelagem de zonas de laminação sobre o modelo de projeto é aplicada em grupos de quatro elementos adjacentes que tem a mesma sequência de empilhamento e somente uma variável de projeto referente a espessura. O critério de gradiente de espessura é utilizado para reagrupar as zonas de laminação após cada ciclo, até a convergência final, quando não é mais possível o agrupamento dos elementos. Uma vez que o conjunto de zonas de laminação é definido, o modelo de elementos finitos (FEM) será reorganizado e variáveis de projeto discretas referentes aos ângulos e espessuras das lâminas são associadas às propriedades dos laminados, de tal forma que a sequência de empilhamento é otimizada, gerando como resultado final um laminado com continuidade entre as zonas. Os resultados mostram que a estratégia é muito eficaz para o projeto de otimização em estruturas aeronáuticas de materiais compostos. O software de otimização GENESIS foi utilizado em todas as otimizações neste trabalho, mas a metodologia que será apresentada é genérica e pode ser utilizada por outros softwares.

Os requisitos de baixo peso e alta resistência para as estruturas aeroespaciais têm causado um aumento da utilização de materiais reforçados com fibras na manufatura destas estruturas. Cascas cilíndricas e/ou estruturas construídas pela junção de cilindros de paredes finas estão entre os tipos mais usados em aplicações aeroespaciais. Quando cilindros fabricados com materiais compósitos são submetidos a cargas compressivas axiais, os mesmos flambam à cargas significantemente menores do que as previstas teoricamente. Isto é causado pela presença de pequenas imprefeições geométricas na estrutura. Neste trabalho, um programa experimental foi desenvolvido para determinar as tensões de falha, os módulos de elasticidade e os modos de falha de 47 cilindros fabricados em carbono/epoxi sob cargas compressivas uniaxiais. Os espécimes testados possuiam diferentes razões entre comprimento/diâmetro e seqüências de laminação (orientações das camadas) variadas. Os resultados experimentais obtidos neste trabalho determinam o módulo de elasticidade e a resistência dos cilindros produzidos pelo processo de fabricação empregado. Isto é, o nível de imperfeições introduzidas na manufatura fica caracterizado, servindo de subsídio para projetos de estruturas desse tipo. Estes resultados foram comparados aos obtidos em análises realizadas com programas de elementos finitos. Os mais importantes fatores que influenciam o comportamento mecânico deste tipo de estrutura foram também discutidos.

Neste trabalho, o comportamento em pós flambagem de placas laminadas anisotrópicas de grafita/epóxi é estudado experimental e numericamente. Os corpos de prova ensaiados são de dois tipos: 1) placas laminadas simetricamente com vários alongamentos (razão entre o comprimento e a largura da placa); 2) placas laminadas simetricamente com vários alongamentos e reforçadas lateralmente com laminados assimétricos. Os ensaios foram realizados em um dispositivo que simula uma condição de contorno do tipo simplesmente apoiado. Foi elaborado um modelo para a análise de placas laminadas e a solução obtida pelo método dos elementos finitos. O modelo foi validado comparando-se os seus resultados numéricos com resultados experimentais e numéricos disponíveis na literatura. Essa comparação mostra uma razoável concordância entre os resultados experimentais e numéricos. O modelo numérico foi então utilizado para auxiliar a interpretação dos ensaios realizados. A análise demonstra concordância na região linear, mas diverge na região não linear. Essa divergência evidencia a dificuldade de se modelar placas planas em pós flambagem, em conseqüência dos efeitos de imperfeições na geometria, folgas na montagem do dispositivo de ensaio e outros aspectos práticos. Concluímos que a condição de contorno experimental encontrada é uma condição intermediária entre bordas engastadas e bordas simplesmente apoiadas. Placas com alongamento pequeno e/ou com reforço lateral tendem a comportar-se como placas engastadas.

Os materiais carbonosos podem ser obtidos a partir de precursores poliméricos tratados a temperaturas de pelo menos 1000oC em atmosfera inerte. O processamento desses materiais é considerado como tecnologia de ponta, devido à sua utilização em áreas estratégicas como a aeronáutica e a aeroespacial, na obtenção de gargantas de tubeiras de foguetes e freios aeronáuticos, quanto na área biomédica em implantes intra-corpóreos, tipos: válvulas cardíacas e pontas de eletrodos de marcapasso. Os requisitos de desempenho destes componentes demandam um rígido controle das condições de processamento, que definem a microestrutura e as propriedades mecânicas, térmicas e elétricas do material final. Logo, a caracterização físico-química das matérias-primas precursoras, se faz necessária. No presente estudo realizou-se análises cromatográficas, reológicas e térmicas visando a caracterização de resinas termorrígidas - fenólicas e furfurílica - no processamento de materiais carbonosos. Os resultados obtidos foram correlacionados e utilizados diretamente na seleção do precursor polimérico mais adequado ao processamento de compósitos carbono/fenólica e carbono vítreo. Dentre as amostras estudadas uma do tipo resol foi escolhida para o processamento do compósito e a furfurílica para a obtenção do carbono vítreo. Esta escolha foi baseada, principalmente, na distribuição de peso molecular, no comportamento reológico e nos teores de água e de carbono fixo das resinas em estudo. O compósito e a resina furfurílica polimerizada obtidos foram caracterizados por análise dinâmico-mecânica e o carbono vítreo por microscopia óptica.

O uso de compósitos avançados em componentes de aeronaves e estruturas espaciais deve-se, principalmente, à flexibilidade de projeto, facilidade de processamento e baixa massa específica (~2 g/cm3), aliados aos valores de resistência mecânica e rigidez que atendem aos requisitos de desempenho destas estruturas em serviço. Para essa finalidade os compósitos são obtidos mediante a utilização de fibras de reforço pré-impregnados com uma matriz polimérica (pré-impregnados). A manufatura desses pré-impregnados é controlada e mantida sob sigilo por um reduzido número de empresas fornecedoras desse segmento da indústria. O presente trabalho foi elaborado com o objetivo de estabelecer uma metodologia que contribuísse, de forma sistemática, à tecnologia de fabricação e controle das matérias-primas, de processamento de pré-impregnados e da manufatura de compósitos como produto final. Para tanto, foram utilizadas formulações de uma resina epoxi do tipo diglicidi-éter do bisfenol-A (DGEBA), endurecedores tipo amina aromática (difenildiamino-sulfona e 4,4'difenildiamino-metileno) e um diluente poliglicidil éter (PGE). Fibras de carbono foram utilizadas como material de reforço. Os parâmetros cinéticos e viscosimétricos das formulações de resina epoxi/endurecedor/diluente foram determinados utilizando as técnicas de calorimetria exploratória diferencial e viscosimetria. Formulações com cinética "autocatalítica" e de "ordem n" foram observadas. Destes resultados, foram estabelecidas condições de processamento tanto para os ciclos de cura quanto para os pré-impregnados, na manufatura de compósitos unidirecionais e determinadas as propriedades dinâmico-mecânicas das formulações de resinas polimerizadas e dos compósitos.

A maioria dos laminados de material composto é sensível a entalhes de forma geral e comporta-se, na presença de orifícios circulares, como os metais na presença de trincas. Neste trabalho, foi desenvolvido urn programa experimental visando caracterizar a sensibilidade ao entalhe e a tolerância ao dano de laminados de carbono/epoxy. Todos os laminados forarn construídos com tecido, e as diferentes famílias ensaiadas permitiram avaliar o efeito da presença de camadas a 45 no sau comportamento. Os resultados experimentais foram correlacionados com alguns critérios de ruptura existentes para laminados entalhados, e a validade das hipóteses básicas utilizadas em cada um deles foi analisada. Finalmente, foi proposta uma alteração na aplicação do critério de Mar e Lin, permitindo avaliar o comportamento à fratura de laminados com urn percentual qualquer de camadas a 45 baseando-se no comportamento dos dois laminados extremos: com 100% das camadas a 0/90 e 100% a 45. x

No presente trabalho, implementamos a metodologia de programação ótima no ante-projeto de painel multicamada reforçado para aplicação em estruturas aeronáuticas através da criação do sistema PNOPT - "Otimização de Painéis". O painel reforçado poderá estar submetido a carregamentos de compressão e cisalhamento no plano, alem de carregamento uniforme distribuído sobre a superfície do revestimento. O sistema é capaz de manipular um grande numero de variáveis, sendo ao mesmo tempo portátil (compatível com microcomputadores), modular e de simples manutenção. O procedimento de projeto ótimo de painel é baseado em técnicas de programação matemática não-linear nas quais requisitos de flambagem, resistência, flexão e características geometrias são levados em consideração através de restrições de desigualdade. As variáveis de projeto são a largura e a espessura das camadas do laminado de cada membro da seção transversal do painel. O objetivo é obter projetos de peso mínimo para um dado conjunto de carregamentos, dimensões em planta do painel de deflexão máxima fora do plano do painel. Como otimizador, utilizamos o "ADS" - "Automated Design Synthesis" [15] - com a opção de Aproximação Convexa Seqüencial.

Neste trabalho são testadas várias juntas parafusadas com laminados de fibra de carbono. São investigadas as influências dos parâmetros geométricos e dos parâmetros de constituição do laminado no comportamento da curva carga versus deformação do furo carregado. Paralelamente é desenvolvido um modelo de elementos finitos linear elástico para calcular a deformação do furo carregado a partir das propriedades mecânicas do material e da geometria da junta. É proposto um critério de previsão de carga de início de falha da junta baseado na deformação do furo calculada por elementos finitos. Os valores previstos pelo método proposto apresentam uma boa correlação com os resultados experimentais.

O carbono vítreo reticulado pretence à classe dos materiais carbonosos e caracteriza-se por apresentar estrutura turbostrática e poros de transporte na ordem de 98%. A combinação destas características com a excelente inércia química, baixa condutividade térmica, resistência mecânica e resistividade elétrica permite a aplicação deste material nas áreas aeroespacial, médica e química. O presente trabalho visou estudar as condições de obtenção do carbono vítreo reticulado, a nível laboratorial, através do estabelecimento de um processo que favorecesse a obtenção desta espuma de carbono, com distribuição homogênea dos poros de transporte e características mecânicas adequadas à sua manipulação. Foram testadas as metodologias do material de sacrifício e da impregnação de espumas poliméricas, sendo esta última a escolhida, utilizando como impregnante a resina furfurílica e uma espuma à base de poliuretano como matriz de ancoragem. O material impregnado foi carbonizado e caracterizado quanto à sua resistência à compressão e suas características físico-químicas. A metodologia escolhida viabilizou a obtenção do carbono vítreo reticulado, que mostrou, predominantemente, estrutura reticular (poros de transporte) e valores de resistência à compressão dependentes da massa específica aparente da espuma de carbono contida.

Os objetivos deste trabalho foram caracterizar mecanicamente materiais compósitos obtidos pelo processo de pultrusão, identificar os danos provenientes do processo e de carregamentos mecânicos e analisar os mecanismos e progressão dos danos e conseqüente perda de rigidez do material devido à propagação dos danos. A primeira etapa consistiu em levantar as frações de volume de fibra por análise termogravimétrica e por queima da matriz. Com a finalidade de se identificar danos oriundos do processo, seguiram-se ensaios não destrutivos utilizando-se as técnicas de inspeção visual, rais X e ultrassom. foram identificados corpos de prova íntegros e com danos. Os danos, então, foram observados estufamentos do perfil, trincas, porosidades, bolhas e regiões ricas em resina. A partir dos corpos de prova íntegros, foi realizada a caracterização mecânica por meio de ensaios de tração, compressão e flexão. Posteriormente, corpos de prova de tração foram submetidos a variação de carregamento para identificação e análise dos danos. Nesta etapa, os danos observados foram deslocamento fibra/matriz, splitting, hackles e ruptura de fibra. Para compressão e flexão foram realizadas apenas análise dos modos de ruptura final. Em todas estas análises, utilizaram-se as técnicas de Microscopia Óptica e Microscopia Eletrônica de Varredura (MEV). Finalmente, para se analisar a perda de rigidez e o aumento da densidade de trincas foram ensaiados adicionalmente corpos de prova de tração submetidos a diferentes níveis de carregamento em relação à tensão de ruptura final. Os materiais utilizados neste trabalho foram fibra de vidro E/resina poliéster e fibra de vidro E/resina estervinílica.